Propulsor lichid

În astronautică , numim combustibil lichid orice sistem chimic compus din unul sau mai mulți combustibili depozitați în stare lichidă pentru a produce, prin descompunere sau prin ardere , un amestec de gaze a cărui expansiune printr-o duză asigură o forță de împingere . Astfel de propulsori nu fac posibilă atingerea unor viteze foarte mari, dar oferă un impuls suficient pentru timpul necesar pentru depășirea gravitației și plasarea sarcinilor utile pe orbită. Prin urmare, acestea sunt utilizate în mod obișnuit pentru a oferi impulsul necesar lansatorilor să decoleze și să le manevreze în spațiu.

Cantități care caracterizează un propulsor

Aceste cantități sunt introduse în articolul „  Motor rachetă  ”.

Impuls specific

Notat I sp și măsurat în secunde, impulsul specific indică timpul în care o masă de un kilogram de propulsor poate furniza o forță de împingere de un kilogram-forță , adică 9.806 65  N  :

, de unde

cu:

Această ecuație subliniază faptul că, pentru o împingere egală, impulsul specific va fi cu atât mai mare cu cât debitul de masă este mai mic, ceea ce înseamnă că vor fi preferați combustibilii ai căror produse de ardere au o masă molară mică.

Impulsul specific nu este o cantitate absolută de propulsor, ci depinde de performanța motorului rachetă și, în special, de presiunea atinsă în camera de ardere , care poate afecta performanța sistemului cu 10 până la 15%. Depinde, de asemenea, de expansiunea gazelor de eșapament în duză , a cărei geometrie trebuie să fie optimă pentru a maximiza forța și, prin urmare, depinde și de presiunea din afara rachetei: impulsul specific este maxim în gol, dar este aproape 15% mai mic la decolare la nivelul mării.

În literatura de specialitate, valorile specifice ale impulsului sunt date în vid și în condiții termodinamice ideale, astfel încât acestea constituie limite superioare la care valorile practice sunt în general cu 5-10% mai mici.

Viteza de evacuare a gazelor de eșapament

Deoarece raportul forței de împingere la fluxul de masă este egal cu viteza de ejectare a gazelor de eșapament, impulsul specific al propulsorului poate fi exprimat și prin intermediul vitezei de eșapament, exprimată în metri pe secundă , în conformitate cu egalitatea:

cu:

Fracția de masă a propulsorului, delta V, densitatea pulsului

Fractiune in masa

Fracțiunea de masă a propulsorului este raportul dintre masa finală a lansatorului (după arderea propulsorului) și masa sa inițială (cu agentul de propulsie înainte de arderea acestuia):

cu:

Este o cantitate care depinde atât de proiectarea lansatorului, cât și de densitatea propulsorului utilizat.

Delta V

Mai mult, termenul „delta V” denotă de obicei creșterea vitezei conferită unei nave spațiale prin arderea unei cantități date de propulsor . În absența unui câmp gravitațional și de frecare, ecuația lui Tsiolkowski face posibilă exprimarea simplă a deltei V din fracția de masă a propulsorului:

cu:

Putem vedea clar cu această expresie că, pentru a maximiza delta V, este necesar:

  1. folosi un propulsor care permite gazele de evacuare să fie evacuate la o viteză v e cât mai mare posibil
  2. maximizați raportul M plin / M gol , ceea ce înseamnă:

Prin urmare, delta V depinde atât de masa vehiculului spațial, cât și de calitățile intrinseci ( densitatea și viteza de ejecție) ale propulsorului utilizat.

Densitatea pulsului

Densitatea aparentă a propulsorului fiind un punct de referință ca determinant său impuls specific , o definește impuls densitate (sau densitatea impulsului) ca produs al acestor două cantități:

cu:

  • I d densitatea pulsului exprimată în s kg m −3
  • d propuneți densitatea aparentă a propulsorului măsurată în kg / m 3
  • I sp pulsul specific măsurat în câteva secunde

Uneori este cuplul ( I sp ,  I d ) mai degrabă decât cuplul ( v e ,  d prop ) care este indicat în tabelele valorilor numerice pe propulsorii lichizi.

Calitățile unui propulsor lichid

Hipergolic / nehiperolic

Un cuplu de propulsoare sunt numite hypergolic care, atunci când este adusă în contact unul cu altul, autocataliză propria lor redox  : arderea este inițiată în mod spontan, fără a fi nevoie de un sistem de aprindere, care simplifică producția. Motorului racheta . Fiabilitatea propulsiei este îmbunătățită, deoarece devine posibilă controlul tracțiunii folosind două supape (una pe propulsor ) fără a fi nevoie să recurgeți la sisteme complexe și fragile de control al aprinderii. În plus, însăși natura propulsorilor le împiedică să se acumuleze sub forma unui amestec exploziv provocând suprapresiuni dăunătoare în momentul aprinderii ( pornire grea ). Pe de altă parte, astfel de hipergoli sunt în general periculoși de manipulat din cauza reactivității lor chimice ridicate.

Se califică drept propulsor criogenic care cel puțin unul dintre propulsori trebuie menținut la o temperatură sub -150  ° C , temperatură la care anumite gaze din aer se condensează la presiunea ambiantă. Astfel de propulsori sunt, în general, foarte eficienți, dar pot fi folosiți doar pentru decolarea de pe Pământ , deoarece nu pot fi menținuți mult timp la temperatura necesară odată încărcată în lansator . Acesta este în special cazul hidrogenului lichid , care începe să se evapore imediat ce se află într-un rezervor.

În schimb, combustibilii care pot fi depozitați pot fi păstrați lichizi pe perioade lungi de timp, fără a necesita facilități speciale pentru a le depozita.

Dezvoltarea și utilizarea combustibililor lichizi

În anii 1940

Bazele astronauticii au fost puse de inginerii germani în timpul celui de-al doilea război mondial printr-o serie de inovații tehnice susținute de o gamă întreagă de substanțe chimice desemnate în mod convențional prin intermediul unei litere, în special (compoziții aproximative în fracție de masă):

După al doilea război mondial

Dezvoltată în special cu prețul vieții multor prizonieri de război, tehnologia germană de propulsie chimică a fost preluată în anii 1950 de ingineri americani și sovietici, care au experimentat alte substanțe, uneori exotice, cum ar fi tetrafluorohidrazina N 2 F 4cu pentaboran B 5 H 9.

Etanol H 3 C-CH 2 OHa fost utilizat pe scară largă, pur sau amestecat cu alți combustibili, de către inginerii germani și apoi aliați în anii 1940 din cauza căldurii latente ridicate de vaporizare, care i-a permis să fie folosit pentru răcirea motoarelor. Performanța sa este totuși mai mică decât cea permisă de hidrocarburi , care sunt mai dense și mai energice. Principalul obstacol în calea utilizării hidrocarburilor ca combustibil pentru rachete a fost comportamentul lor termic slab: la trecerea prin circuitele de răcire a motorului, fracțiunile mai grele tindeau să polimerizeze și să blocheze bulele rezultate din vaporizarea fracțiunilor. circuitele.

Aceste probleme au fost rezolvate la mijlocul anilor 1950 , prin reducerea severă a conținutului de sulf , care favorizează polimerizarea , precum și a hidrocarburilor nesaturate (cel mai probabil să se polimerizeze), favorizând în același timp alcani ramificați și ciclici, care sunt mai rezistenți la căldură decât alcani liniari. Speciile căutate sunt de tip C 12 ladderane. Acest lucru a dus la dezvoltarea RP-1 , a petrolului rafinat-1 sau a rachetei-1, în funcție de versiune. Odată cu dezvoltarea industriei petroliere și a tehnicilor de rafinare, RP-1 și hidrogenul lichid s-au stabilit de atunci ca combustibili electrici, în timp ce hidrazina hidratează N 2 H 4• H 2 O( B-Stoff ) a fost înlocuit cu forme anhidre metilate, monometilhidrazină H 2 N-NHCH 3(MMH) și dimetilhidrazină asimetrică H 2 N-N (CH 3 ) 2 (UDMH) pentru a spori performanța în manevrele de precizie.

Pe partea oxidantă, oxigenul lichid a rămas oxidantul aplicațiilor de energie cu kerosen ( RP-1 ) și hidrogen lichid , în timp ce cercetările privind SV-Stoff au vizat stabilizarea acidului azotic HNO 3pentru a limita efectele nocive ale vaporilor de dioxid de azot NO 2eliberat abundent de acid azotic (acești vapori sunt și motivul pentru care HNO 3concentratul se numește acid azotic fumant , WFNA în engleză, pentru acidul azotic fumant alb ). Acest lucru a fost realizat prin diluarea HNO 3în peroxid de azot N 2 O 4, care a conferit întregului o culoare roșiatică (de unde și denumirea de acid azotic fumant roșu , RFNA în engleză), în timp ce problema de coroziune a rezervoarelor a fost rezolvată prin adăugarea acidului fluorhidric HF pentru a pasiva suprafața din interiorul rezervoarelor prin depunerea unui strat de fluorură metalică în acesta: se numește acid azotic fumigant roșu inhibat sau IRFNA în engleză.

Azi

Se obișnuiește să se distingă în mod formal trei tipuri de propulsori lichizi în funcție de numărul de propulsori care îi constituie:

  1. a monopropellants (sau monoergols ), care sunt compuse dintr - un singur propulsor;
  2. a diergols (sau bipropelant ), care sunt compuse din cele două componente;
  3. a triergols , care sunt compuse din trei propulsor.

Această nomenclatură este de fapt destul de artificială, deoarece diferența fundamentală constă între monopropelenți și alți propulsori lichizi:

  • monopelenții funcționează pe baza unei descompuneri exoterme catalizate;
  • ceilalți combustibili se bazează pe arderea unuia sau mai multor combustibili într-unul sau mai mulți oxidanți.
Hidrazină

Hidrazină N 2 H 4este cel mai frecvent utilizate monopropellant , în special în fazele finale ale coborâre sonde spațiale înainte de a ateriza pe obiectivul lor: acesta a fost cazul cu Sondele ale programului Viking , precum și Phoenix misiunea , care a ajuns pe Marte pe25 mai 2008. Mars Reconnaissance Orbiter a fost pus pe orbită , cu un rezervor de mai mult de o tonă de hidrazină pentru a stabiliza traiectoria sa in jurul lui Marte . Hidrazina se descompune într-o manieră foarte exotermă pe un catalizator metalic de iridiu pe alumină Al 2 O 3sau nanofibre de carbon / grafit sau nitrură de molibden pe alumină , care catalizează reacțiile:

  1. 3 N 2 H 4→ 4 NH 3+ N 2
  2. N 2 H 4→ N 2+ 2 H 2
  3. 4 NH 3+ N 2 H 4→ 3 N 2+ 8 H 2

Aceste reacții eliberează suficientă energie pentru a conduce camera de ardere la 800  ° C într-o milisecundă cu o eficiență foarte bună, rezultând un impuls specific de vid de aproximativ 220  s .

Dezvoltarea tehnologiilor de propulsie stocabile a fost realizată într-un scop în mare măsură militar, în esență, pentru a oferi arsenalelor o baterie de rachete gata să fie lansate cât mai repede posibil, în cea mai lungă perioadă de timp posibil, din „instalații cât mai mici posibil. Majoritatea lansatoarelor rusești și americane cu propulsori stocabili sunt astfel derivați din rachete balistice intercontinentale .

Combustibili Aérozine 50, UDMH, UH 25 sau MMH

Amestecul 50% hidrazină H 2 N-NH 2+ 50% UDMH H 2 N-N (CH 3 ) 2se numește aerozină 50 . Este un combustibil dezvoltat în Statele Unite în anii 1950 pentru echiparea inițială a rachetelor Titan II , la originea lansatoarelor după care acest combustibil a fost utilizat pe scară largă în astronautică  ; a fost onorat în special în misiunea Apollo 11 pentru că a asigurat aterizarea și apoi decolarea LEM . Aerozine 50 este puțin mai puțin densă decât hidrazină pură și are un punct de fierbere ceva mai mic, dar oferă stabilitate și un timp de răspuns cu optimizat NTO (azotul peroxid N 2 O 4).

Franța optase în anii 1960 pentru o propulsie NTO / UDMH cu rachetele Diamant , la originea programului Ariane  : lansată de la Hammaguir ( Algeria ) până în 1967, apoi de la centrul spațial guyanez din Kourou din 1970, rachetele Diamant aveau trei eșecuri și nouă succese, inclusiv punerea pe orbită a satelitului Asterix în 1965, precum și a lui Castor și Pollux în 1975. Pentru a asigura propulsia lansatorului Ariane 1 , programul Ariane a optat, în continuitatea Diamantului rachete, pentru propulsie UDMH pură, care a fost parțial la originea eșecului celei de-a doua lansări a rachetei, în 1980. După aceea, lansatoarele Ariane 2 până la Ariane 4 au funcționat cu UH 25 , un amestec 75% UDMH H 2 NN (CH 3 ) 2+ 25% hidrat de hidrazină H 2 N-NH 2• H 2 O, Ariane 4 devenind unul dintre cele mai fiabile lansatoare din lume, cu o rată de succes de peste 97%.

MMH H 2 N-NHCH 3ulterior sa impus în fața diferitelor combinații de hidrazină și UDMH pentru funcționarea în spațiu; acesta va fi utilizat în sistemul de manevră orbitale (OMS) a navetei spatiale NASA și în faza de gaz propulsor depozitabile (EPS) de Ariane 5 .

Deosebit de toxici, acești compuși fac obiectul cercetărilor pentru ai înlocui cu echivalenți mai puțin periculoși, de exemplu DMAZ ( 2- azido- N , N- dimetiletanamină (CH 3 ) 2 N - CH 2 –CH 2 –N = N + = N -).

Oxidant NTO sau MON

Azotul peroxid N 2 O 4, desemnat în general de NTO (pentru tetroxidul de azot ), este oxidantul „istoric” cu toți acești combustibili azotați: este atât hipergolic cu ei, cât și stocabil în condiții terestre. Este rar folosit pur, dar amestecat cu monoxid de azot N≡O în proporții variabile, pentru a limita efectele coroziunii NTO, în special asupra aliajelor de titan utilizate în sistemele de propulsie. Un amestec de x  % N≡O cu (100- x )% NTO se numește MON - x (pentru oxizi amestecați de azot ), limita fiind MON-40; Americanii folosesc în general MON-3, în timp ce europenii par să prefere MON-1.3.

ONT / aerozine 50 propulsor este folosit în principal pentru decolare, a MON / MMH sisteme sunt utilizate pentru ajustări orbitale în spațiu pe mașini destul de mari și pentru perioade de utilizare de ordinul a câteva săptămâni, și hidrazina ca un monergol rămâne opțiunea preferată soluție pentru poziționarea mașinilor mai mici, cum ar fi sateliții sau sondele, pe perioade de timp care se ridică la luni sau chiar ani.

Combustibili criogeni LOX / RP-1, LH2 sau CH4 Propulsor LOX / RP-1

RP-1 a fost utilizat pe scară largă în Statele Unite în anii 1960 și 1970 drept carburant pentru primele faze ale lansatoare , cum ar fi Atlas , Titan I , Delta , Saturn I și I B rachete , și, desigur , Saturn V , faimos pentru lansarea programului Apollo și a laboratorului Skylab . Atât dens, cât și stocabil, optimizat pentru motoarele cu rachete , oferă performanțe excelente la decolare cu oxigen lichid , denumit în mod obișnuit prin acronimul LOX.

Spre deosebire de combustibilii cu azot, sistemul LOX / RP-1 nu este hipergolic și, prin urmare, necesită un sistem de aprindere în motor pentru a iniția arderea. Este cu 8% mai puțin dens decât sistemul NTO / aerozine 50, dar oferă un impuls specific puțin mai mare (3%). Mai presus de toate, este mult mai puțin periculos de manipulat.

Lansatoarele Delta , care urmau să fie retrase din serviciu în anii 1980 în favoarea navetelor spațiale , au fost readuse în prim plan după explozia Challenger din 1986, iar Delta II a rămas un pilon al astronauticii americane până la sfârșitul anilor 2010 , cu o serie impresionantă de sonde spațiale lansate în sistemul solar  ; prima lor etapă a fost alimentată de LOX / RP-1 în timp ce a doua a fost alimentată de NTO / aerozine 50 . Aceste lansatoare au fost retrase din serviciu înseptembrie 2018.

Propulsor LOX / LH2

Hidrogenul lichid , în general desemnat prin acronimul LH2, este cel mai puternic combustibil utilizat cu oxigenul lichid  : său impuls specific este mai mare cu aproximativ 30% decât RP-1 , dar densitatea aparentă a unui sistem LOX / LH2 este de asemenea aproape Cu 30% mai mic decât cel al unui sistem LOX / RP-1. Prin urmare, utilizarea sa pune probleme cu dimensiunea rezervorului și aerodinamica decolării, forțele de frecare pe lansator putând pierde avantajul energetic oferit de sistemele LH2 comparativ cu sistemele RP-1.

În plus, hidrogenul lichid este o substanță deosebit de trecătoare a cărei manipulare implică luarea în considerare riscurile ridicate de explozie, avand o tehnologie criogenica robust face posibilă să se ocupe de un fluid la o temperatură ce depășește niciodată 20.28  K sau -252.87  ° C . În cele din urmă, tehnologia de lichefiere a hidrogenului este costisitoare în energie și trebuie să facă față problemei izomerismului spin al dihidrogenului  : la temperatura camerei, ortohidrogenul reprezintă 75% din molecule, proporție care scade la 0,21% la temperatura camerei. sfârșitul unei tranziții exoterme care tinde să încălzească hidrogenul odată lichefiat prin accelerarea evaporării acestuia.

Propulsor LOX / CH4

De metan mai multe avantaje operaționale care fac competitiv cu oxigenul lichid în raport cu hidrogenul lichid în ciuda specific impuls teoretic aproximativ 380  s , față de aproximativ 450  s pentru sistemul LOX / LH2 , o valoare de 16% mai mici. Într-adevăr, tehnologia motoarelor cu rachete cu propulsor lichid din anii 2020 funcționează la presiuni mai mari, care le îmbunătățesc semnificativ performanța, în timp ce lichefierea metanului și manipularea metanului lichid necesită instalații mai puțin complexe și mai puțin costisitoare decât cele necesare hidrogenului lichid, mult mai rece: intervalele de temperatură la care aceste substanțe există în stare lichidă la presiunea atmosferică sunt de 54 până la 90  K pentru oxigen , 91 până la 112  K pentru metan lichid, dar de 14 până la 20  K pentru hidrogen . Această tehnologie a fost dezvoltată prin motorul Prometheus al ArianeGroup , motorul Raptor al SpaceX și motorul BE-4 de la Blue Origin  ; Studiile preliminare au fost efectuate în 2000 de către Rocketdyne pe motor RS-18  (în) în programul Constelatia de NASA , a anulat în 2010.

Un alt avantaj al metanului lichid ca combustibil propulsor , poate fi produs local pe o altă planetă Pământ printr-o combinație de reacție Sabatier și gaz de reacție spre deosebire de apă ( RWGS ) în contextul tehnologiilor care utilizează resurse in situ ( ISRU ), de exemplu pe Marte .

Alți combustibili lichizi CLF3 sau CLF5 / N2H4

Trifluorura de clor CLF 3și pentafluorură de clor ClF 5sunt doi oxidanți care au fost studiați - și dezvoltați - în timpul Războiului Rece, datorită densității lor ridicate, ușurinței de depozitare și performanței cu hidrazina . Cu toate acestea, aceștia sunt compuși cu adevărat periculoși de manipulat, care tind să aprindă orice material oxidabil și, prin urmare, constituie un pericol major pentru toți cei implicați în manipularea acestora. În plus, gazele lor de eșapament conțin fluorură de hidrogen HF și clorură de hidrogen HCl, care sunt deosebit de dăunătoare pentru mediu.

Triergoli

De triergols au fost studiate intens în Statele Unite și Uniunea Sovietică, nu conduce la realizări concrete , din cauza costurilor prohibitive lor și barierele în special tehnologice pentru punerea în aplicare a acestora. Cele mai faimoase sunt:

Comparație digitală a combustibililor lichizi

Date nominale la nivelul mării

Următorul tabel derulant reproduce o formă ASCII Oferind principalele cantități care caracterizează un agent de propulsie lichid prin oxidant și combustibil, detaliind, dacă este necesar, nuanțele proporțiilor din amestecuri:

Parametrii nominali ai propulsorilor lichizi standard la nivelul mării Oxidant: LOX  : Oxigen lichid
Combustibil RM Isp
( s )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Timp
( K )		 Masă
( g / mol )		 Cp / Cv Densitate
( g / cm 3 )
LH2  : hidrogen lichid 5.00 381 124 3.738 2 347 3.304 11.8 1.21 0,32
Metan lichid 2,77 299 235 2 932 1.842 3 379 19.6 1.21 0,79
Metanol 1.19 274 260 2.687 1.677 3 214 22.7 1.19 0,95
75% etanol + 25% apă 1.29 269 264 2.635 1643 3 167 23.4 1.19 0,98
95% etanol + 5% apă 1,49 277 269 2.713 1.698 3 314 22.8 1.20 0,97
RP-1 (kerosen) 2.29 289 294 2.834 1787 3.526 21.6 1.22 1,02
Hidrazină 0,74 303 321 2 973 1.875 3.275 18.2 1.22 1,06
MMH  : Monometilhidrazină 1.15 300 298 2 938 1 855 3 399 19.3 1.22 0,99
UDMH  : dimetilhidrazină asimetrică 1,38 297 286 2 916 1.841 3,447 19,8 1.22 0,96
Aérozine 50  : 50% UDMH + 50% hidrazină 1,06 300 300 2 941 1.856 3 373 19.1 1.22 1,00
UH 25  : 75% UDMH + 25% hidrat de hidrazină 1.22 299 292 2 928 1.848 3 412 19.5 1.22 0,98
Amoniac lichid 1.28 287 253 2.815 1.765 3.020 19.1 1.20 0,88
Anilină 1,72 276 302 2 708 1.714 3.657 24.2 1.23 1,09
Tonka-250 1,97 283 288 2.780 1.754 3.543 22.5 1.22 1,02
PBHT  : Polibutadienă hidroxitelechelică 2.12 282 299 2.766 1.747 3.612 23.1 1.22 1,06
Oxidant: LF2  : Fluor lichid
Combustibil RM Isp
( s )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Timp
( K )		 Masă
( g / mol )		 Cp / Cv Densitate
( g / cm 3 )
LH2  : hidrogen lichid 6.00 400 155 3 925 2.528 3.548 10.4 1.29 0,39
Metanol 2.20 321 376 3 146 2.030 4.402 19.9 1.30 1.17
72% etanol + 28% apă 2.26 317 383 3 106 2004 4 344 20.2 1.30 1.21
Hidrazină 1,82 338 432 3.315 2 143 4.544 18.4 1.31 1.28
Amoniac lichid 2,81 334 382 3 278 2 117 4.469 18.6 1.30 1.14
FLOX  : Fluor lichid + Oxigen lichid (fracție masică de fluor în funcție de combustibil)
Combustibil RM Isp
( s )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Timp
( K )		 Masă
( g / mol )		 Cp / Cv Densitate
( g / cm 3 )
79% LF2 / metan lichid 4,82 335 337 3.281 2 120 4.530 18.8 1.30 1,01
89% LF2 / 95% etanol + 5% apă 2.56 320 377 3 134 2.023 4.437 20.2 1.30 1.18
69% LF2 / RP-1 3,67 323 386 3 166 2.045 4.571 20.4 1.30 1.19
85% LF2 / MMH 2.33 333 399 3 264 2 110 4.583 19.2 1.31 1.20
80% LF2 / UDMH 2,60 330 383 3 239 2.093 4.591 19.5 1.31 1.16
88% LF2 / Aerozine 50 2.22 334 403 3 273 2 115 4.575 19.0 1.31 1.21
83% LF2 / UH 25 2.41 332 411 3 255 2 104 4.584 19.3 1.31 1.24
57% LF2 / anilină 2.41 306 373 3.006 1.939 4.517 22.4 1.30 1.22
67% LF2 / Tonka-250 3.07 317 374 3.114 2.010 4.553 21.0 1.30 1.18
62% LF2 / PBHT 3.14 314 380 3.082 1990 4.555 21.5 1.30 1.21
NTO  : peroxid de azot
Combustibil RM Isp
( s )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Timp
( K )		 Masă
( g / mol )		 Cp / Cv Densitate
( g / cm 3 )
LH2  : hidrogen lichid 6,50 340 137 3,334 2 103 2 973 13.1 1.22 0,40
Metan lichid 4.27 273 271 2.682 1.688 3.220 22.1 1.21 0,99
Metanol 1,78 258 288 2.528 1.583 3.058 24.1 1.20 1.12
75% etanol + 25% apă 1,93 253 293 2.479 1.551 3.006 24.8 1.20 1.16
95% etanol + 5% apă 2.26 259 300 2.540 1.593 3 151 24.5 1.20 1.16
RP-1 3.53 267 330 2.619 1.653 3 342 23.9 1.22 1.24
Hidrazină 1,08 286 342 2 803 1.771 3 137 19.5 1.23 1.19
MMH  : Monometilhidrazină 1,73 280 325 2.742 1.733 3.252 21.1 1.23 1.16
UDMH  : dimetilhidrazină asimetrică 2.10 277 316 2.713 1.715 3 296 21.8 1.23 1.14
Aérozine 50  : 50% UDMH + 50% hidrazină 1,59 280 326 2.750 1.738 3 229 20.8 1.23 1.16
UH 25  : 75% UDMH + 25% hidrat de hidrazină 1,85 278 321 2.730 1.725 3 268 21.4 1.23 1.15
Amoniac lichid 1,89 267 278 2.615 1644 2.860 20.8 1.21 1,04
Anilină 2,64 259 336 2.538 1.606 3 452 26.0 1.23 1.30
Tonka-250 3.03 264 323 2.585 1.633 3 360 24.6 1.22 1.23
PBHT  : Polibutadienă hidroxitelechelică 3.26 262 335 2.571 1.625 3.408 25.1 1.23 1.28
IRFNA  : acid azotic fumant roșu inhibat
Combustibil RM Isp
( s )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Timp
( K )		 Masă
( g / mol )		 Cp / Cv Densitate
( g / cm 3 )
LH2  : hidrogen lichid 8.00 317 147 3 112 1.957 2.795 14.3 1.21 0,46
Metan lichid 5.32 261 281 2.561 1.603 2 971 22.9 1.20 1,08
Metanol 2.13 249 292 2.441 1.524 2.824 24.2 1.19 1.17
75% etanol + 25% apă 2.30 244 296 2391 1492 2 758 24.7 1.19 1.21
95% etanol + 5% apă 2.30 244 296 2391 1492 2 758 24.7 1.19 1.21
RP-1 4.42 256 335 2.514 1.576 3.076 24.4 1.20 1.31
Hidrazină 1.28 276 341 2 702 1.702 2 932 19,8 1.22 1.24
MMH  : Monometilhidrazină 2.13 269 328 2.635 1.658 3.033 21.7 1.21 1.22
UDMH  : dimetilhidrazină asimetrică 2,60 266 321 2 605 1.638 3.062 22.4 1.21 1.21
Aérozine 50  : 50% UDMH + 50% hidrazină 1,94 270 329 2.643 1.663 3.009 21.3 1.21 1.22
UH 25  : 75% UDMH + 25% hidrat de hidrazină 2.27 267 324 2.622 1649 3 037 21.9 1.21 1.21
Amoniac lichid 2.18 254 278 2487 1.562 2.572 20.7 1.21 1,09
Anilină 3.31 250 340 2 451 1.539 3 160 26.2 1.21 1,36
Tonka-250 3,79 254 328 2488 1.560 3.087 25.0 1.20 1.29
PBHT  : Polibutadienă hidroxitelechelică 4.09 252 340 2.476 1.553 3 124 25.5 1.20 1.34
85% peroxid de hidrogen + 15% apă
Combustibil RM Isp
( s )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Timp
( K )		 Masă
( g / mol )		 Cp / Cv Densitate
( g / cm 3 )
LH2  : hidrogen lichid Ora 14.00 294 180 2 882 1.801 2.544 15.6 1.19 0,61
Metan lichid 9.19 260 289 2.550 1.586 2.590 20.6 1.18 1.11
Metanol 3,55 251 296 2.464 1.533 2.511 21.4 1.18 1.17
75% etanol + 25% apă 3,77 247 295 2 425 1.508 2.447 21.5 1.18 1.20
95% etanol + 5% apă 4,62 252 304 2.476 1.540 2.552 21.5 1.18 1.20
RP-1 7,84 258 324 2.530 1.574 2,666 21.5 1.18 1.26
Hidrazină 2.15 269 328 2.642 1.654 2.630 19.0 1.20 1.22
MMH  : Monometilhidrazină 3,76 265 320 2.600 1.623 2.681 20.3 1.19 1.21
UDMH  : dimetilhidrazină asimetrică 4.63 263 316 2.582 1.610 2.690 20.7 1.19 1.20
Aérozine 50  : 50% UDMH + 50% hidrazină 3,39 266 320 2 604 1.626 2.668 20.0 1.19 1.21
UH 25  : 75% UDMH + 25% hidrat de hidrazină 4.02 264 318 2.592 1.617 2.681 20.4 1.19 1.20
Amoniac lichid 3,46 252 279 2.470 1.545 2 305 19.1 1.20 1.11
Anilină 5,95 254 329 2.495 1.553 2.719 22.6 1.18 1.29
Tonka-250 6,70 256 320 2.513 1.564 2.671 21.8 1.18 1,25
PBHT  : Polibutadienă hidroxitelechelică 7.31 256 327 2.510 1.561 2.694 22.1 1.18 1.28
95% peroxid de hidrogen + 5% apă
Combustibil RM Isp
( s )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Timp
( K )		 Masă
( g / mol )		 Cp / Cv Densitate
( g / cm 3 )
LH2  : hidrogen lichid 11.00 312 171 3.064 1.918 2,666 14.4 1.20 0,55
Metan lichid 7,70 272 302 2,663 1.658 2 802 20.4 1.18 1.11
Metanol 3.06 261 308 2.556 1.590 2 709 21.5 1.18 1.18
75% etanol + 25% apă 3.27 257 311 2.519 1.566 2.653 21.6 1.18 1.21
95% etanol + 5% apă 3,97 262 320 2.571 1.599 2.762 21.6 1.18 1.22
RP-1 (kerosen) 6,50 268 345 2.632 1.639 2 878 21.4 1.18 1.28
Hidrazină 1,82 280 345 2.741 1.718 2 801 18.8 1.20 1.23
MMH  : Monometilhidrazină 3.13 276 337 2 702 1.688 2 871 20.0 1.19 1.22
UDMH  : dimetilhidrazină asimetrică 3,82 274 332 2.685 1.676 2.884 20.4 1.19 1.21
Aérozine 50  : 50% UDMH + 50% hidrazină 2,82 276 337 2 706 1.692 2 852 19,8 1.19 1.22
UH 25  : 75% UDMH + 25% hidrat de hidrazină 3.32 275 334 2.695 1.683 2.870 20.1 1.19 1.22
Amoniac lichid 3.04 263 294 2.583 1.615 2.510 19.1 1.19 1.11
Anilină 4,94 264 349 2.585 1.610 2 934 22.6 1.18 1.32
Tonka-250 5.58 266 340 2.611 1.626 2.884 21.8 1.18 1.28
PBHT  : Polibutadienă hidroxitelechelică 6.06 266 348 2 607 1.622 2 910 22.1 1.18 1.31
Oxid de azot
Combustibil RM Isp
( s )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Timp
( K )		 Masă
( g / mol )		 Cp / Cv Densitate
( g / cm 3 )
LH2  : hidrogen lichid 12.00 294 160 2 883 1.828 2.905 16.8 1.24 0,54
Metan lichid 8.42 253 258 2485 1.575 3 147 24.6 1.24 1,02
Metanol 3.40 245 267 2 404 1.517 2 998 25.4 1.22 1,09
75% etanol + 25% apă 3,70 241 268 2367 1494 2 957 25.9 1.22 1.11
95% etanol + 5% apă 4.37 246 273 2 408 1.523 3.076 25.8 1.23 1.11
RP-1 (kerosen) 7.01 250 288 2 455 1.559 3 241 25.7 1.24 1.15
Hidrazină 1,96 267 304 2.620 1.663 3 042 21.2 1.24 1.14
MMH  : Monometilhidrazină 3.34 260 291 2.554 1.622 3 171 23.2 1.24 1.12
UDMH  : dimetilhidrazină asimetrică 4.10 258 285 2.528 1.606 3.209 24.0 1.24 1.10
Aérozine 50  : 50% UDMH + 50% hidrazină 3.04 261 292 2.563 1.627 3 148 22.9 1.24 1.12
UH 25  : 75% UDMH + 25% hidrat de hidrazină 3,57 259 288 2.543 1.615 3 182 23.5 1.24 1.11
Amoniac lichid 3,58 250 261 2 453 1.552 2.842 22.9 1.23 1,04
Anilină 5.26 246 292 2.415 1.536 3 321 27.1 1,25 1.19
Tonka-250 6.02 249 285 2.438 1.548 3.253 26.2 1.24 1.15
PBHT  : Polibutadienă hidroxitelechelică 6,48 248 290 2 429 1.544 3.286 26.6 1.24 1.17
Pentafluorură de clor
Combustibil RM Isp
( s )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Timp
( K )		 Masă
( g / mol )		 Cp / Cv Densitate
( g / cm 3 )
LH2  : hidrogen lichid 9.00 337 179 3 307 2 130 3 377 13.9 1.29 0,53
Metanol 2,71 275 380 2.700 1.741 3.723 23.0 1.30 1,38
72% etanol + 28% apă 2,76 270 383 2.645 1.706 3.608 23.2 1.30 1,42
Hidrazină 2.12 297 439 2 915 1.880 3 958 20.9 1.30 1,48
Amoniac lichid 3,56 287 392 2.818 1.818 3.874 21.9 1.30 1,37
Pentafluorură de clor + fluorură de percloril (fracție de masă a CLF5 în funcție de combustibil)
Combustibil RM Isp
( s )		 Id
( s g cm −3 )		 Ve
( m / s )		 C *
( m / s )		 Timp
( K )		 Masă
( g / mol )		 Cp / Cv Densitate
( g / cm 3 )
66% ClF5 / metan lichid 6.20 285 343 2.799 1.806 3 956 22.6 1.30 1.20
75% ClF5 / 95% etanol + 5% apă 3.18 273 372 2.674 1.723 3 755 23.7 1.29 1,36
48% ClF5 / RP-1 4.65 277 382 2.716 1.754 3 965 24.0 1.30 1,38
74% ClF5 / MMH 2,84 290 402 2 849 1.838 4.017 22.2 1.30 1,38
64% ClF5 / UDMH 3.20 287 397 2.816 1.818 4.020 22.7 1.30 1.34
79% ClF5 / Aerozine 50 2,69 292 407 2 859 1.845 4.006 22.0 1.30 1,40
71% ClF5 / UH 25 2,96 289 395 2.836 1.831 4.019 22.4 1.30 1,36
28% ClF5 / anilină 3.04 265 362 2.598 1.678 3.890 25.8 1.30 1,37
45% ClF5 / Tonka-250 3,87 273 369 2.679 1.729 3 935 24.5 1.30 1,35
36% CLF5 / PBHT 3,96 270 372 2 649 1.710 3 927 25.0 1.30 1,38
  • RM = raportul de amestecare
  • Isp = impuls specific la nivelul mării, în secunde
  • Id = densitatea pulsului, în gram-secunde pe centimetru cub
  • Ve = viteza de evacuare a gazelor de eșapament, în metri pe secundă
  • C * = viteza caracteristică, în metri pe secundă
  • Temp = temperatura în camera de ardere, în Kelvin
  • Masă = masa molară a gazelor de eșapament, în grame pe mol
  • Cp / Cv = raportul dintre căldurile specifice
  • Densitate = densitatea aparentă a propulsorului, în grame pe centimetru cub
 

Site-ul http://www.braeunig.us/space/ prezintă date similare.

Comparația datelor la nivelul mării și în vid

PSI kPa coeficient
1000 6.895 1,00
900 6.205 0,99
800 5 516 0,98
700 4.826 0,97
600 4.137 0,95
500 3,447 0,93
400 2 758 0,91
300 2.068 0,88

Datele din tabelul de mai jos sunt preluate din lucrarea lui Huzel & Huang intitulată „  Inginerie modernă pentru proiectarea motoarelor cu rachete cu propulsie lichidă  ”, 1992, Institutul American de Aeronautică și Astronautică , Washington, ( ISBN  1-56347-013- 6 )  ; conține rezultatele publicate de compania Rocketdyne pe baza calculelor efectuate presupunând arderea adiabatică , expansiunea izentropică uniaxială și ajustarea continuă a raportului amestec oxidant / combustibil în funcție de altitudine. Aceste calcule sunt efectuate pentru o presiune a camerei de ardere de 1000  PSI , adică 1000 "lire pe inch pătrat" ​​( Lire pe inch pătrat ), care corespunde, în unități internaționale ( SI ), la 6.894.757  Pa . Viteza de ejecție la presiuni mai mici poate fi estimată prin aplicarea unui coeficient din graficul opus.

Dimensiunile prezentate în acest tabel sunt după cum urmează:

  • raportul , raportul de amestecare (debitul masic al oxidantului peste debitul masic al combustibilului)
  • v e , viteza de evacuare a gazelor de eșapament, exprimată în metri pe secundă
  • ρ , densitatea aparentă a propulsorului, exprimată în grame pe centimetru cub
  • T C , temperatura de echilibru din camera de ardere , exprimată în ° C
  • C * , viteza caracteristică, exprimată în metri pe secundă

Interesul acestui tabel este de a explica evoluția parametrilor dintre decolare și sosirea pe orbită: în stânga, valorile la nivelul mării; în dreapta, la fel în vid. În fiecare caz, acestea sunt valori nominale calculate pentru un sistem ideal, rotunjite în unități SI (compozițiile sunt exprimate în procente în masă):

Oxidant Reductor Hyprg Cryo Relaxare optimă la 6.895  kPa
la nivelul mării 		Ameliorarea stresului optim la 6895  kPa
în vid
Combustibili oxigenanți criogenici LOX, LF2 sau FLOX Raportul
Boi / Roșu 		v e
m / s 		ρ
g / cm 3 		T C
° C 		C *
m / s 		Raportul
Boi / Roșu 		v e
m / s 		ρ
g / cm 3 		T C
° C 		C *
m / s
O 2 H 2 Nu da 4.13 3.816 0,29 2.740 2.416 4,83 4.462 0,32 2 978 2386
CH 4 Nu da 3.21 3 034 0,82 3.260 1.857 3.45 3.615 0,83 3.290 1.838
C 2 H 6 Nu da 2,89 3.006 0,90 3.320 1.840 3.10 3.584 0,91 3 351 1.825
RP-1 Nu da 2.58 2 941 1,03 3.403 1.799 2,77 3.510 1,03 3428 1783
N 2 H 4 Nu da 0,92 3.065 1,07 3 132 1.892 0,98 3.460 1,07 3 146 1 878
B 2 H 6 Nu da 1,96 3 351 0,74 3 489 2.041 2.06 4.016 0,75 3.563 2.039
70% O 2+ 30% F 2 H 2 Nu da 4,80 3.871 0,32 2 954 2 453 5,70 4.520 0,36 3 195 2.417
RP-1 Nu da 3.01 3 103 1,09 3.665 1.908 3.30 3.697 1.10 3.692 1.889
70% F 2+ 30% O 2 RP-1 da da 3,84 3 377 1.20 4 361 2 106 3,84 3 955 1.20 4 361 2 104
87,8% F 2+ 12,2% O 2 MMH da da 2,82 3.525 1.24 4.454 2 191 2,83 4.148 1.23 4.453 2 186
F 2 H 2 da da 7,94 4.036 0,46 3.689 2.556 9.74 4.697 0,52 3 985 2.530
34,8% Li + 65,2% H 2 da da 0,96 4.256 0,19 1.830 2.680
39,3% Li + 60,7% H 2 da da 1,08 5.050 0,21 1,974 2.656
CH 4 da da 4.53 3 414 1,03 3 918 2.068 4.74 4.075 1,04 3 933 2.064
C 2 H 6 da da 3,68 3.335 1,09 3 914 2.019 3,78 3 987 1.10 3 923 2014
MMH da da 2.39 3 413 1.24 4.074 2.063 2,47 4.071 1.24 4.091 1 987
N 2 H 4 da da 2.32 3.580 1.31 4.461 2 219 2.37 4 215 1.31 4.468 2 122
NH 3 da da 3.32 3.531 1.12 4 337 2 194 3.35 4.143 1.12 4 341 2 193
Oxidant fluorură oxigen propulsori criogenici Hyprg Cryo Raportul
Boi / Roșu 		v e
m / s 		ρ
g / cm 3 		T C
° C 		C *
m / s 		Raportul
Boi / Roșu 		v e
m / s 		ρ
g / cm 3 		T C
° C 		C *
m / s
DE 2 H 2 da da 5,92 4.014 0,39 3 311 2.542 7.37 4.679 0,44 3.587 2 499
CH 4 da da 4,94 3 485 1,06 4.157 2 160 5.58 4.131 1,09 4.207 2 139
C 2 H 6 da da 3,87 3.511 1.13 4.539 2 176 3,86 4.137 1.13 4.538 2 176
RP-1 da da 3,87 3424 1.28 4.436 2 132 3,85 4.021 1.28 4.432 2 130
N 2 H 4 da da 1,51 3 381 1.26 3.769 2.087 1,65 4.008 1,27 3.814 2.081
MMH da da 2.28 3427 1.24 4.075 2 119 2.58 4.067 1.26 4.133 2 106
50,5% MMH + 29,8% N 2 H 4+ 19,7% H 2 O da da 1,75 3.286 1.24 3.726 2.025 1,92 3.908 1,25 3.769 2.018
B 2 H 6 da da 3,95 3 653 1,01 4.479 2 244 3,98 4 367 1,02 4.486 2 167
Propelenți stocabili cu oxidant de azot Hyprg Cryo Raportul
Boi / Roșu 		v e
m / s 		ρ
g / cm 3 		T C
° C 		C *
m / s 		Raportul
Boi / Roșu 		v e
m / s 		ρ
g / cm 3 		T C
° C 		C *
m / s
IRFNA III a MMH da Nu 2.59 2.690 1,27 2 849 1.665 2,71 3 178 1.28 2.841 1 655
UDMH da Nu 3.13 2.668 1.26 2 874 1648 3.31 3.157 1,27 2.864 1.634
60% UDMH + 40% DETA da Nu 3.26 2.638 1.30 2 848 1.627 3.41 3 123 1.31 2.839 1.617
IRFNA IV HDA MMH da Nu 2.43 2.742 1.29 2 953 1.696 2.58 3 242 1.31 2 947 1.680
UDMH da Nu 2,95 2.719 1.28 2 983 1.676 3.12 3.220 1.29 2 977 1.662
60% UDMH + 40% DETA da Nu 3.06 2.689 1.32 2.903 1.656 3.25 3 187 1,33 2 951 1641
N 2 O 4 N 2 H 4 da Nu 1,36 2.862 1.21 2 992 1781 1,42 3 369 1.22 2 993 1.770
MMH da Nu 2.17 2 827 1.19 3 122 1.745 2.37 3 347 1.20 3 125 1.724
50% UDMH + 50% N 2 H 4 da Nu 1,98 2.831 1.12 3.095 1.747 2.15 3 349 1.20 3.096 1.731
Combustibili halogenați care pot fi depozitați Hyprg Cryo Raportul
Boi / Roșu 		v e
m / s 		ρ
g / cm 3 		T C
° C 		C *
m / s 		Raportul
Boi / Roșu 		v e
m / s 		ρ
g / cm 3 		T C
° C 		C *
m / s
ClF 3 N 2 H 4 da Nu 2,81 2 885 1,49 3.650 1.824 2,89 3 356 1,50 3.666 1.822
ClF 5 N 2 H 4 da Nu 2,66 3.069 1,47 3.894 1.935 2,71 3.580 1,47 3.905 1.934
MMH da Nu 2,82 2 962 1,40 3.577 1.837 2,83 3 488 1,40 3.579 1.837
86% MMH + 14% N 2 H 4 da Nu 2,78 2 971 1,41 3.575 1.844 2,81 3 498 1,41 3.579 1.844

Note și referințe

Note

  1. Viteza caracteristică corespunde presiunii din camera de ardere înmulțită cu secțiunea de intrare a combustibilului împărțită la debitul masic; este un indicator al performanței de ardere a motorului rachetă.
  2. 83,4% HNO 3+ 14% NU 2+ 2% H 2 O+ 0,6% HF
  3. 54,3% HNO 3+ 44% NU 2+ 1% H 2 O+ 0,7% HF .

Referințe

  1. (ro) R. Vieira, C. Pham-Huu, N. Keller și MJ Ledoux , „  Nou compozit din pâslă de nanofibră de carbon / grafit pentru utilizare ca suport catalizator pentru descompunerea catalitică a hidrazinei  ” , Chemical Communications , n o  9 , 3 aprilie 2002, p.  954-955 ( PMID  12123065 , DOI  10.1039 / b202032g , citiți online )
  2. (ro) Xiaowei Chen, Tao Zhang, Liangen Xia, Tao Li, Mingyuan Zheng, Zili Wu, Xiaodong Wang, Zhaobin Wei, Qin Xin și Can Li , „  Descompunerea catalitică a hidrazinei peste catalizatorii de nitrură de molibden suportați într-un monopropelen Propulsor  ” , Catalysis Letters , vol.  79, Aprilie 2002, p.  21-25 ( DOI  10.1023 / A: 1015343922044 , citiți online )
  3. (ro) Propulsoarele hidrazinei monopropelente pe eads.net.
  4. (în) B. Mellor , „  O analiză preliminară a tehnicii DMAZ: un ulei cu toxicitate scăzută hipergolică  ” , Lucrările celei de-a 2-a Conferințe internaționale privind propulsorii verzi pentru propulsie spațială (ESA SP-557) . 7-8 iunie 2004, Chia Laguna (Cagliari), Sardinia, Italia . , 2004, p.  22.1 ( rezumat )Format [PDF]
  5. (în) „  Space Launch Report: Delta II Data Sheet  ” pe http://www.spacelaunchreport.com/ (accesat la 20 octombrie 2020 ) .
  6. (în) Drew Turney, „  De ce generația următoare de rachete va fi alimentată cu metan  ” pe https://australiascience.tv/ , Science Channel din Australia, 3 iulie 2019(accesat la 18 octombrie 2020 ) .
  7. (în) Sergio Adan-Plaza, Mark Hilstad, Kirsten Carpenter, Chris Hoffman, Laila Elias, Matt Schneider, Rob Grover și Adam Bruckner, "  Extraction of Atmospheric Water on Mars Mission Reference Mission for the March  " pe https: // www. lpi.usra.edu / , USRA , 4-5 mai 1998 (accesat la 18 octombrie 2020 ) .
  8. (în) Kim Newton, „  NASA testează componentele motorului cu metan pentru dispozitivele de aterizare de generația următoare  ” pe https://www.nasa.gov/ , NASA , Space Flight Center Marshall , 28 octombrie 2015(accesat la 18 octombrie 2020 ) .

Vezi și tu

Articole similare